Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

FX 79-W-660A (fx79w660a-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: FX 79-W-660A (fx79w660a-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 5.54 at α=-5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx79w660a-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx79w660a-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 79-W-660A                                    
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -19.000  -0.0777   0.20139   0.19092  -0.0697   0.7820   0.3449
 -18.000  -0.0544   0.19049   0.17975  -0.0787   0.7726   0.3619
 -17.750  -0.0233   0.18990   0.17913  -0.0836   0.7699   0.3629
 -17.500   0.0082   0.18925   0.17844  -0.0887   0.7675   0.3640
 -17.250   0.0404   0.18852   0.17767  -0.0940   0.7653   0.3653
 -17.000   0.0719   0.18763   0.17673  -0.0994   0.7634   0.3669
 -16.500   0.1287   0.18494   0.17389  -0.1098   0.7598   0.3710
 -16.000   0.1158   0.17703   0.16580  -0.1116   0.7566   0.3843
 -15.750   0.1451   0.17663   0.16540  -0.1159   0.7544   0.3853
 -15.500   0.1736   0.17608   0.16485  -0.1202   0.7521   0.3865
 -15.250   0.2021   0.17558   0.16434  -0.1244   0.7496   0.3878
 -15.000   0.2313   0.17501   0.16375  -0.1289   0.7474   0.3895
 -14.750   0.2587   0.17424   0.16297  -0.1332   0.7454   0.3916
 -14.250   0.2466   0.16736   0.15592  -0.1336   0.7423   0.4063
 -14.000   0.2783   0.16688   0.15542  -0.1385   0.7404   0.4073
 -13.750   0.3099   0.16632   0.15482  -0.1434   0.7385   0.4084
 -13.500   0.3420   0.16575   0.15421  -0.1484   0.7366   0.4097
 -13.250   0.3743   0.16498   0.15337  -0.1538   0.7347   0.4113
 -13.000   0.4077   0.16403   0.15235  -0.1596   0.7328   0.4133
 -12.500   0.3944   0.15904   0.14732  -0.1575   0.7290   0.4288
 -12.250   0.4198   0.15896   0.14728  -0.1605   0.7265   0.4298
 -12.000   0.4457   0.15878   0.14713  -0.1637   0.7241   0.4311
 -11.750   0.4726   0.15853   0.14689  -0.1672   0.7218   0.4325
 -11.500   0.4984   0.15813   0.14649  -0.1707   0.7196   0.4342
 -11.250   0.5225   0.15753   0.14588  -0.1740   0.7175   0.4365
 -10.750   0.5178   0.15285   0.14109  -0.1732   0.7139   0.4517
 -10.500   0.5515   0.15266   0.14088  -0.1781   0.7119   0.4529
 -10.250   0.5856   0.15231   0.14049  -0.1834   0.7101   0.4542
 -10.000   0.6207   0.15183   0.13997  -0.1890   0.7083   0.4560
  -9.750   0.6551   0.15106   0.13913  -0.1948   0.7066   0.4581
  -9.250   0.6196   0.14747   0.13559  -0.1860   0.7024   0.4741
  -9.000   0.6360   0.14809   0.13631  -0.1860   0.6992   0.4751
  -8.750   0.6542   0.14858   0.13687  -0.1867   0.6959   0.4764
  -8.500   0.6751   0.14891   0.13725  -0.1881   0.6929   0.4780
  -8.250   0.6964   0.14888   0.13724  -0.1900   0.6902   0.4799
  -8.000   0.7186   0.14858   0.13693  -0.1923   0.6875   0.4825
  -7.500   0.7030   0.14442   0.13261  -0.1882   0.6834   0.4975
  -7.250   0.7439   0.14393   0.13204  -0.1948   0.6813   0.4986
  -7.000   0.7715   0.14385   0.13194  -0.1980   0.6787   0.4999
  -6.750   0.7533   0.14581   0.13415  -0.1891   0.6743   0.5015
  -6.500   0.7441   0.14732   0.13583  -0.1827   0.6699   0.5037
  -6.250   0.7393   0.14816   0.13675  -0.1780   0.6659   0.5064
  -6.000   0.6564   0.14572   0.13428  -0.1604   0.6629   0.5198
  -5.750   0.6822   0.14568   0.13423  -0.1629   0.6600   0.5207
  -5.500   0.7166   0.14522   0.13373  -0.1676   0.6576   0.5217
  -5.250   0.7556   0.14455   0.13300  -0.1736   0.6556   0.5230
  -5.000   0.7963   0.14365   0.13202  -0.1803   0.6539   0.5246
  -4.750   0.6511   0.15253   0.14152  -0.1396   0.6432   0.5266
  -4.500   0.6120   0.15546   0.14459  -0.1271   0.6370   0.5289
  -4.000   0.4049   0.16112   0.15045  -0.0795   0.6210   0.5436
  -3.750   0.4840   0.15745   0.14666  -0.0938   0.6235   0.5445
  -3.500   0.5666   0.15360   0.14266  -0.1094   0.6256   0.5455
  -1.000   0.2084   0.17964   0.16935  -0.0214   0.5461   0.5705
  -0.750   0.2667   0.17609   0.16572  -0.0297   0.5512   0.5719
   1.250   0.1676   0.17394   0.16347   0.0002   0.5069   0.5946
   1.750   0.1315   0.17821   0.16783   0.0090   0.4880   0.5977
   2.750  -0.0107   0.17167   0.16109   0.0402   0.4669   0.6177
   3.000   0.0015   0.17200   0.16142   0.0396   0.4639   0.6189
   3.250   0.0168   0.17194   0.16134   0.0386   0.4619   0.6204
   3.500   0.0325   0.17167   0.16106   0.0375   0.4604   0.6222
   3.750   0.0481   0.17103   0.16040   0.0366   0.4591   0.6245
   4.000   0.0514   0.16936   0.15868   0.0380   0.4581   0.6283
   5.500  -0.4609   0.14333   0.13158   0.1627   0.4338   0.6750
   7.000  -0.6364   0.14699   0.13455   0.2166   0.4119   0.6908
   9.500  -0.5399   0.16366   0.15146   0.2056   0.3890   0.7050
   9.750  -0.5186   0.16403   0.15179   0.2030   0.3881   0.7068
  10.000  -0.4989   0.16441   0.15213   0.2008   0.3872   0.7089
  10.250  -0.4803   0.16491   0.15258   0.1988   0.3864   0.7110
  10.750  -0.5331   0.17364   0.16138   0.2068   0.3776   0.7143
  11.000  -0.5271   0.17501   0.16271   0.2064   0.3745   0.7159
  11.250  -0.5064   0.17625   0.16398   0.2027   0.3720   0.7172
  11.500  -0.4833   0.17764   0.16543   0.1983   0.3704   0.7185
  11.750  -0.4605   0.17893   0.16677   0.1941   0.3690   0.7198
  12.000  -0.4358   0.18000   0.16787   0.1898   0.3677   0.7211
  12.250  -0.4103   0.18097   0.16887   0.1855   0.3666   0.7225
  12.500  -0.3841   0.18182   0.16974   0.1811   0.3656   0.7240
  12.750  -0.3573   0.18260   0.17055   0.1767   0.3647   0.7256
  13.000  -0.3283   0.18316   0.17111   0.1720   0.3639   0.7274
  13.250  -0.2991   0.18364   0.17159   0.1675   0.3632   0.7293
  13.500  -0.3527   0.19012   0.17822   0.1735   0.3530   0.7304
  13.750  -0.3387   0.19164   0.17977   0.1709   0.3506   0.7325
  14.000  -0.3216   0.19289   0.18103   0.1679   0.3486   0.7346
  14.250  -0.3022   0.19399   0.18213   0.1645   0.3470   0.7366
  14.500  -0.2802   0.19483   0.18296   0.1609   0.3455   0.7385
  14.750  -0.2549   0.19547   0.18357   0.1568   0.3441   0.7402
  15.000  -0.2291   0.19600   0.18407   0.1527   0.3430   0.7419
  15.250  -0.1966   0.19662   0.18473   0.1469   0.3420   0.7434
  15.500  -0.1637   0.19733   0.18548   0.1410   0.3412   0.7451
  15.750  -0.1315   0.19814   0.18633   0.1352   0.3406   0.7467
  16.000  -0.1829   0.20485   0.19322   0.1396   0.3294   0.7476
  16.250  -0.1624   0.20643   0.19485   0.1352   0.3271   0.7492
  16.500  -0.1393   0.20774   0.19620   0.1305   0.3253   0.7510
  16.750  -0.1140   0.20884   0.19735   0.1256   0.3237   0.7529
  17.000  -0.0855   0.20960   0.19813   0.1204   0.3223   0.7551
  17.250  -0.0571   0.21034   0.19889   0.1153   0.3213   0.7576
  17.500  -0.0277   0.21094   0.19950   0.1101   0.3204   0.7602
  17.750   0.0013   0.21151   0.20006   0.1051   0.3196   0.7627
  18.250  -0.0209   0.21890   0.20760   0.1040   0.3079   0.7661
  18.750   0.0270   0.22154   0.21032   0.0937   0.3038   0.7697
  19.000   0.0567   0.22266   0.21150   0.0876   0.3023   0.7717
  19.250   0.0863   0.22360   0.21249   0.0817   0.3012   0.7738
<< Back to FX 79-W-660A (fx79w660a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 79-W-660A (fx79w660a-il)